RU2168558C2 - Article with metal main body and process of its manufacture - Google Patents
Article with metal main body and process of its manufacture Download PDFInfo
- Publication number
- RU2168558C2 RU2168558C2 RU98103268/02A RU98103268A RU2168558C2 RU 2168558 C2 RU2168558 C2 RU 2168558C2 RU 98103268/02 A RU98103268/02 A RU 98103268/02A RU 98103268 A RU98103268 A RU 98103268A RU 2168558 C2 RU2168558 C2 RU 2168558C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- layer
- coating layer
- main body
- enriched
- alloy
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
- C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
- C23C28/00—Coating for obtaining at least two superposed coatings either by methods not provided for in a single one of groups C23C2/00 - C23C26/00 or by combinations of methods provided for in subclasses C23C and C25C or C25D
- C23C28/30—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer
- C23C28/32—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one pure metallic layer
- C23C28/321—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one pure metallic layer with at least one metal alloy layer
- C23C28/3215—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one pure metallic layer with at least one metal alloy layer at least one MCrAlX layer
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
- C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
- C23C10/00—Solid state diffusion of only metal elements or silicon into metallic material surfaces
- C23C10/02—Pretreatment of the material to be coated
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
- C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
- C23C28/00—Coating for obtaining at least two superposed coatings either by methods not provided for in a single one of groups C23C2/00 - C23C26/00 or by combinations of methods provided for in subclasses C23C and C25C or C25D
- C23C28/30—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer
- C23C28/34—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one inorganic non-metallic material layer, e.g. metal carbide, nitride, boride, silicide layer and their mixtures, enamels, phosphates and sulphates
- C23C28/345—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one inorganic non-metallic material layer, e.g. metal carbide, nitride, boride, silicide layer and their mixtures, enamels, phosphates and sulphates with at least one oxide layer
- C23C28/3455—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one inorganic non-metallic material layer, e.g. metal carbide, nitride, boride, silicide layer and their mixtures, enamels, phosphates and sulphates with at least one oxide layer with a refractory ceramic layer, e.g. refractory metal oxide, ZrO2, rare earth oxides or a thermal barrier system comprising at least one refractory oxide layer
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
- C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
- C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
- C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
- C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
- C23C4/01—Selective coating, e.g. pattern coating, without pre-treatment of the material to be coated
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
- C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
- C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
- C23C4/02—Pretreatment of the material to be coated, e.g. for coating on selected surface areas
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
- C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
- C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
- C23C4/18—After-treatment
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
- F01D5/288—Protective coatings for blades
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
- B23P2700/00—Indexing scheme relating to the articles being treated, e.g. manufactured, repaired, assembled, connected or other operations covered in the subgroups
- B23P2700/06—Cooling passages of turbine components, e.g. unblocking or preventing blocking of cooling passages of turbine components
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Abstract
Description
Изобретение относится к изделию с металлическим основным телом из сплава по меньшей мере с одним расположенным внутри основного тела продольным каналом и множеством ответвляющихся от него, имеющих соответственно выходное отверстие в основном теле поперечных каналов. The invention relates to an article with a metal main body made of an alloy with at least one longitudinal channel located inside the main body and a plurality of branches branching from it, respectively having an outlet in the main body of the transverse channels.
При этом изобретение относится к такому изделию, которое выполнено в виде компоненты газовой турбины, в частности в виде лопатки. The invention relates to such an article which is made in the form of a gas turbine component, in particular in the form of a blade.
Для стационарных газовых турбин (с ранее обычными температурами материала порядка 950oC) и для газовых турбин в авиационных двигателях (с ранее обычными входными температурами порядка 1100oC) повышение входной температуры было достигнуто путем использования специально разработанных сплавов в качестве основных материалов для деталей, подвергаемых высокой термической нагрузке, как направляющие лопатки, рабочие лопатки, элементы теплозащитного экрана и тому подобное. В частности, путем использования монокристаллических суперсплавов могут применяться температуры металла значительно выше 1000oC. За счет этого может быть повышен коэффициент полезного действия газовой турбины.For stationary gas turbines (with previously normal material temperatures of the order of 950 o C) and for gas turbines in aircraft engines (with previously normal inlet temperatures of the order of 1100 o C), an increase in the inlet temperature was achieved by using specially developed alloys as basic materials for parts, subjected to high thermal stress, such as guide vanes, rotor blades, heat shield elements and the like. In particular, by using single-crystal superalloys, metal temperatures significantly higher than 1000 ° C can be used. Due to this, the efficiency of a gas turbine can be increased.
Наряду с термомеханическими нагрузками компоненты газовых турбин подвержены также химическим воздействиям, например, дымовых газов с температурами выше 1300oC. Для достаточной стойкости относительно таких воздействий такая компонента покрыта металлическим защитным слоем. Защитный слой должен также обладать достаточно хорошими механическими характеристиками. В частности, с учетом механического взаимодействия между защитным слоем и основным материалом детали защитный слой должен быть достаточно пластичным, чтобы иметь возможность следовать вероятным деформациям основного материала; он должен также, по возможности, быть не подверженным образованию трещин, чтобы предотвратить обнажение основного материала с последующей коррозией и окислением.Along with thermomechanical loads, the components of gas turbines are also subject to chemical influences, for example, flue gases with temperatures above 1300 o C. For sufficient resistance to such influences, such a component is coated with a metal protective layer. The protective layer should also have good mechanical properties. In particular, taking into account the mechanical interaction between the protective layer and the main material of the part, the protective layer must be sufficiently plastic to be able to follow the possible deformations of the main material; if possible, it should also be free from cracking in order to prevent exposure of the base material with subsequent corrosion and oxidation.
Металлические защитные слои для металлических компонентов, в частности для компонентов газовых турбин, для повышения стойкости к коррозии и/или окислению известны в уровне технике в большом разнообразии. Класс сплавов для защитных слоев известен под общим понятием "MCrAlY-сплавы", причем M означает по меньшей мере один элемент из группы, содержащей железо (Fe), кобальт (Co) и никель (Ni), и причем другими существенными составляющими являются хром (Cr), алюминий (Al) и иттрий (Y). Metal protective layers for metal components, in particular for gas turbine components, to increase resistance to corrosion and / or oxidation are known in the art in a wide variety. The class of alloys for the protective layers is known under the general concept of "MCrAlY alloys", where M means at least one element from the group consisting of iron (Fe), cobalt (Co) and nickel (Ni), and other important components are chromium ( Cr), aluminum (Al) and yttrium (Y).
Защитный слой из MCrAIY-сплава, который улучшает коррозионные и окислительные характеристики изделия в области температур поверхности от 600 до 1150oC, описан в EP-0412397 A1. Защитный слой содержит наряду с 22-60% хрома 0-15% алюминия, 0,3-2% иттрия или 0,3-2% другого элемента из группы редкоземельных металлов составляющую 1-20% рения. Основой сплава является никель; при необходимости могут быть добавлены другие элементы, в частности кобальт. Вследствие хорошей теплопроводности металлического защитного слоя покрытая защитным слоем деталь подвержена почти тем же самым термическим нагрузкам, что и сам защитный слой.The protective layer of MCrAIY alloy, which improves the corrosion and oxidation characteristics of the product in the range of surface temperatures from 600 to 1150 o C, is described in EP-0412397 A1. The protective layer contains, along with 22-60% chromium, 0-15% aluminum, 0.3-2% yttrium, or 0.3-2% another element from the group of rare earth metals, comprising 1-20% rhenium. The base of the alloy is nickel; if necessary, other elements can be added, in particular cobalt. Due to the good thermal conductivity of the metal protective layer, the part coated with the protective layer is subject to almost the same thermal stresses as the protective layer itself.
Другое коррозионностойкое защитное покрытие для компонентов газовых турбин и других компонентов из сплавов на основе никеля или на основе кобальта известно из EP 0486489 B1. Это защитное покрытие содержит следующие элементы (указанные в весовых долях): 25-40% никеля, 28-32% хрома, 7-9% алюминия, 1-2% кремния, по меньшей мере 5% кобальта, 0,3-1% редкоземельного металла, например иттрия. Характеристики отдельных составляющих явно указаны в этой публикации. Another corrosion resistant protective coating for gas turbine components and other components from nickel or cobalt based alloys is known from EP 0486489 B1. This protective coating contains the following elements (indicated in weight fractions): 25-40% nickel, 28-32% chromium, 7-9% aluminum, 1-2% silicon, at least 5% cobalt, 0.3-1% rare earth metal, for example yttrium. The characteristics of the individual components are explicitly indicated in this publication.
В EP 0397731 B1 описан двухслойный защитный слой из двух различных сплавов. Внешний сплав является MCrAlY-сплавом и содержит (указанные в весовых долях): 15-40% хрома, 3-15% алюминия, а также 0,2-3% по меньшей мере одного элемента из группы иттрий, тантал, гафний, скандий, цирконий, ниобий и кремний. Этот внешний сплав со своей стороны покрыт, при необходимости, в частности при охлаждаемых изнутри металлических деталях, для защиты от особенно высоких температур термобаррьерным слоем. Термобарьерный слой может быть выполнен из оксида циркония с добавкой оксида иттрия. Чтобы предотвратить возможное отслаивание термобарьерного слоя от внешнего сплава, предусмотрено окисление внешнего сплава перед нанесением термобаррьерного слоя. EP 0397731 B1 describes a two-layer protective layer of two different alloys. The external alloy is an MCrAlY alloy and contains (indicated in weight fractions): 15-40% chromium, 3-15% aluminum, as well as 0.2-3% of at least one element from the group of yttrium, tantalum, hafnium, scandium, zirconium, niobium and silicon. This external alloy, for its part, is coated, if necessary, in particular with metal parts cooled internally, to protect it from particularly high temperatures by the thermal barrier layer. The thermal barrier layer can be made of zirconium oxide with the addition of yttrium oxide. In order to prevent possible peeling of the thermal barrier layer from the external alloy, oxidation of the external alloy is provided before applying the thermal barrier layer.
В уровне техники также известно, в случае турбинной лопатки производить внутреннее покрытие относительно узких каналов охлаждения металлом, например алюминием (J. Е. Restall et al.: "A Process for Protecting Gas Turbine Blade Cooling Passages Against Degradation", Super alloys, 1980, стр. 405-410). Другой способ для осаждения алюминия на соединение никеля, который также является применимым для внутренних поверхностей и каналов охлаждения, также описан в литературе (R.S. Parzuchowski: "Gas Phase Deposition of Aluminium on Nickel Alloys", Thin Solid Films 45, 1977, стр. 349-355). Возможным является также применение хрома или комбинации алюминия и хрома. В дополнение к этому следует сослаться на DE 4119967 C1. Следует отметить, что внутренние покрытия для каналов охлаждения в уровне техники известны в принципе только вместе с подобными внешними покрытиями. It is also known in the prior art that in the case of a turbine blade, inner coating of relatively narrow cooling channels with a metal such as aluminum (J. E. Restall et al .: "A Process for Protecting Gas Turbine Blade Cooling Passages Against Degradation", Super alloys, 1980, pg. 405-410). Another method for depositing aluminum onto a nickel compound, which is also applicable to internal surfaces and cooling channels, is also described in the literature (RS Parzuchowski: "Gas Phase Deposition of Aluminum on Nickel Alloys", Thin Solid Films 45, 1977, p. 349- 355). It is also possible to use chromium or a combination of aluminum and chromium. In addition to this, reference is made to DE 4119967 C1. It should be noted that the internal coatings for cooling channels in the prior art are known, in principle, only together with similar external coatings.
Лопатки для высокоразвитых газовых турбин, например для авиационных двигателей и в увеличивающейся степени также для стационарных газовых турбин, в настоящее время конструируют комплексно. При этом можно различать следующие признаки: Металлическое основное тело, то есть собственно лопатка, отлита из высокотермостойкого материала и тонкостенной. За счет этого должно быть возможным эффективное охлаждение с внутренней стороны лопатки охлаждающей средой, в частности таким газом, как воздух. Основное тело содержит для этого по меньшей мере один продольный канал охлаждения и множество ответвляющихся от него поперечных каналов охлаждения. The blades for highly developed gas turbines, for example for aircraft engines and, to an increasing extent, also for stationary gas turbines, are currently being constructed in a comprehensive manner. In this case, the following features can be distinguished: The metal main body, that is, the blade itself, is cast from a highly heat-resistant material and thin-walled. Due to this, it should be possible to effectively cool the inside of the blade with a cooling medium, in particular with a gas such as air. For this, the main body contains at least one longitudinal cooling channel and a plurality of transverse cooling channels branching from it.
На стороне горячего газа лопатки предусмотрено покрытие, которое защищает металлическое основное тело от окисления и высокотемпературной коррозии. Во многих случаях поверх него существует еще другое покрытие на стороне горячего газа из керамического материала для уменьшения теплового потока в лопатке. Желательным является также внутреннее покрытие для защиты от обусловленного окислением ослабления толщины стенки и появления растрескивания на стороне средства охлаждения. Поперечные каналы охлаждения могут при этом рассматриваться как перфорации в рабочей стороне лопатки и/или платформе/платформах, через которые выходит охлаждающая среда. За счет этого может достигаться особенно хорошее распределение и при необходимости также образование завесы охлаждающей среды на стороне горячего газа. Она приводит к пленочному охлаждению. A coating is provided on the hot gas side of the blade, which protects the metallic main body from oxidation and high temperature corrosion. In many cases, there is another coating on top of it on the side of the hot gas made of ceramic material to reduce heat flow in the blade. An inner coating is also desirable to protect against oxidation-induced weakening of the wall thickness and cracking on the side of the cooling means. In this case, transverse cooling channels can be considered as perforations in the working side of the blade and / or platform / platforms through which the cooling medium exits. Due to this, a particularly good distribution can be achieved and, if necessary, also the formation of a curtain of cooling medium on the side of the hot gas. It leads to film cooling.
Задача изобретения состоит в том, чтобы указать изделие, содержащее основное металлическое тело с выполненным в нем по меньшей мере одним продольным каналом, нанесенный снаружи на основное тело покровный слой из сплава, отличающегося от сплава основного тела, и нанесенный поверх покровного слоя керамический слой, которое может изготавливаться экономично с точки зрения расходов. Кроме того, должен быть указан выгодный с точки зрения стоимости способ изготовления для такого изделия, за счет которого, в частности, все поперечные каналы снабжают покрытием без неконтролированного сужения их поперечного сечения. The objective of the invention is to indicate an article containing a main metal body with at least one longitudinal channel formed therein, an outer layer of an alloy different from the alloy of the main body applied on the outside of the main body, and a ceramic layer deposited on top of the cover layer, which can be manufactured economically in terms of costs. In addition, a cost-effective manufacturing method for such an article must be indicated, due to which, in particular, all the transverse channels are coated without uncontrolled narrowing of their cross-section.
Первая поставленная задача решается тем, что в изделии выполнены поперечные каналы и на поверхность как продольных, так и поперечных каналов, нанесен металлический покровный слой, содержащий сплав, отличающийся от сплава основного тела, и затем металлический обогащенный слой с образованием каналов охлаждения с защитным покрытием, причем обогащенный слой в каждом выходном отверстии нанесен на небольшую часть покровного слоя. The first task is solved in that the product has transverse channels and the surface of both longitudinal and transverse channels, a metal coating layer containing an alloy different from the alloy of the main body is applied, and then a metal enriched layer with the formation of cooling channels with a protective coating, moreover, the enriched layer in each outlet is applied to a small part of the coating layer.
Покровный слой состоит предпочтительно из сплава MCrAlY и имеет предпочтительно толщину от 180 мкм до 300 мкм. В качестве сплава MCrAlY могут использоваться сплавы, в частности, известные из EP 0412397 A1 и из EP 0486489 B1. The coating layer preferably consists of an MCrAlY alloy and preferably has a thickness of 180 μm to 300 μm. As the alloy MCrAlY can be used alloys, in particular, known from EP 0412397 A1 and from EP 0486489 B1.
Обогащенный слой на изделии имеет предпочтительно толщину от 30 мкм до 100 мкм. The enriched layer on the article preferably has a thickness of 30 μm to 100 μm.
Обогащенный слой выполнен, в частности, в виде диффузионного слоя, то есть слоя, который образован диффундированием специально нанесенного металла в основное тело. В качестве такого металла могут в частности использоваться алюминий, хром, а также хром-алюминиевые сплавы, причем особенно предпочтительным является алюминий без хрома. The enriched layer is made, in particular, in the form of a diffusion layer, that is, a layer that is formed by diffusion of a specially deposited metal into the main body. As such a metal, aluminum, chromium as well as chromium-aluminum alloys can be used in particular, with chromium-free aluminum being particularly preferred.
Особенно предпочтительным является также, что изделие содержит керамический теплоизоляционный слой, который покрывает снаружи покровный слой и на каждом выходном отверстии также обогащенный слой на небольших частях покровного слоя, где обогащенный слой покрывает покровный слой. Этот теплоизоляционный слой имеет, кроме того, предпочтительно толщину от 100 мкм до 500 мкм, в частности от 200 мкм до 300 мкм. It is also particularly preferred that the product comprises a ceramic heat-insulating layer that covers the outside of the coating layer and at each outlet also an enriched layer on small parts of the coating layer, where the enriched layer covers the coating layer. This heat-insulating layer has, in addition, preferably a thickness of from 100 μm to 500 μm, in particular from 200 μm to 300 μm.
Изделие, в частности, с одной или несколькими описанными выше формами выполнения выполнено, в частности, как компонента газовой турбины, например как лопатка или элемент теплозащитного экрана. Его конструктивные признаки делают его особенно пригодным для расчета в том смысле, чтобы оно могло противостоять механическим, термическим и химическим нагрузкам, с которыми следует считаться при работе в газовой турбине, причем изделие обтекается горячим дымовым газом. The product, in particular with one or more of the forms described above, is made, in particular, as a component of a gas turbine, for example, as a blade or an element of a heat shield. Its design features make it particularly suitable for calculation in the sense that it can withstand mechanical, thermal and chemical stresses that must be considered when working in a gas turbine, and the product is wrapped in hot flue gas.
Направленная на способ изготовления изделия задача в качестве первого соответствующего изобретению выполнения решается тем, что на поверхность основного тела по меньшей мере с одним расположенным внутри продольным каналом наносят металлический покровный слой, а через основное тело и покровный слой просверливают к продольному каналу поперечные каналы и на поверхности продольного канала, поперечных каналов и выходных отверстий поперечных каналов, на поверхности соответствующих малых частей покровного слоя наносят обогащенный слой и основное тело с покровным слоем и обогащенным слоем подвергают термообработке и покровный слой выглаживают. The task directed to the method of manufacturing the product as the first embodiment according to the invention is solved in that a metal coating layer is applied to the surface of the main body with at least one longitudinal channel located inside, and transverse channels are drilled through the main body and the coating layer to the longitudinal channel the longitudinal channel, the transverse channels and the outlet openings of the transverse channels, an enriched layer is applied to the surface of the corresponding small parts of the coating layer the main body with a coating layer and an enriched layer is subjected to heat treatment and the coating layer is smoothed.
Направленная на способ изготовления изделия задача в качестве второго соответствующего изобретению выполнения решается тем, что на поверхность основного тела по меньшей мере с одним расположенным внутри продольным каналом наносят металлический покровный слой, а через основное тело и покровный слой просверливают к продольному каналу поперечные каналы и на поверхности продольного канала, поперечных каналов и выходных отверстий поперечных каналов на поверхности покровного слоя, на соответствующие малые части покровного слоя наносят обогащенный слой, а покровный слой выглаживают и покровный слой снабжают керамическим теплоизоляционным слоем и основное тело с покровным слоем, обогащенным слоем и керамическим теплоизоляционным слоем подвергают термообработке. The task directed to the method of manufacturing the product as a second embodiment according to the invention is solved in that a metal coating layer is applied to the surface of the main body with at least one longitudinal channel located inside, and transverse channels are drilled through the main body and the coating layer to the longitudinal channel the longitudinal channel, the transverse channels and the outlet openings of the transverse channels on the surface of the coating layer, on the corresponding small parts of the coating layer the rich layer, and the coating layer is smoothed and the coating layer is provided with a ceramic heat-insulating layer and the main body with the coating layer enriched with the ceramic heat-insulating layer is subjected to heat treatment.
Относительно первой формы выполнения способа следует заметить, что выглаживание покровного слоя служит, в частности, для того, чтобы удалить возникший при нанесении обогащенного слоя на нежелательных местах, обогащенный использованным для образования обогащенного слоя материалом поверхностный слой. Regarding the first embodiment of the method, it should be noted that the smoothing of the coating layer serves, in particular, to remove the surface layer that has arisen during the application of the enriched layer at undesirable places, enriched with the material used to form the enriched layer.
Относительно второй формы выполнения способа следует отметить, что операция выглаживания покровного слоя производится в соответствии с требованиями подлежащего нанесению керамического теплоизоляционного слоя, причем опять-таки удаляют возможно появившийся, нежелательный поверхностный слой на покровном слое. Regarding the second form of execution of the method, it should be noted that the operation of smoothing the coating layer is carried out in accordance with the requirements of the ceramic heat-insulating layer to be applied, and again, the possibly appearing, undesirable surface layer on the coating layer is removed.
В рамках первой формы выполнения способа покровный слой представляет собой, в частности защитный слой, который должен защищать основное тело от коррозии и/или окисления. В рамках второй формы выполнения способа покровный слой служит, в частности, в качестве адгезионного слоя, чтобы связать керамический теплоизоляционный слой с основным телом. Это связывание происходит возможно через возникающую на покровном слое тонкую окисную пленку. Эта пленка может возникать за счет окисления покровного слоя или может наноситься также за счет отдельной операции. При необходимости образованная окислением покровного слоя пленка может перед нанесением керамического теплоизоляционного слоя также еще модифицироваться, в частности, за счет введения другого химического элемента, как, например, азота. In a first embodiment of the method, the coating layer is, in particular, a protective layer which is to protect the main body from corrosion and / or oxidation. In a second embodiment of the method, the coating layer serves, in particular, as an adhesive layer, in order to bond the ceramic heat-insulating layer to the main body. This binding occurs possibly through the formation of a thin oxide film on the coating layer. This film may occur due to oxidation of the coating layer or may also be applied by a separate operation. If necessary, the film formed by oxidation of the coating layer can also be modified before applying the ceramic thermal insulation layer, in particular, by introducing another chemical element, such as nitrogen.
Покровный слой в рамках любой формы выполнения способа может наноситься за счет способа плазменного напыления при низком давлении (LPPS) или способом плазменного напыления в вакууме (VPS). В частности, способ плазменного напыления в вакууме предпочитают для нанесения покровного слоя из сплава MCrAlY. The coating layer in any form of the method can be applied by the method of plasma spraying at low pressure (LPPS) or by the method of plasma spraying in vacuum (VPS). In particular, a vacuum plasma spraying method is preferred for applying a coating layer of an MCrAlY alloy.
Для нанесения обогащенного слоя на основное тело осаждают из паровой фазы и диффундируют предпочтительно по меньшей мере один из элементов - алюминий и хром, предпочтительно алюминий, так что образуется обогащенный слой за счет присадки легирующего элемента алюминия или хрома к материалу основного тела или покровного слоя. To deposit the enriched layer on the main body, at least one of the elements — aluminum and chromium, preferably aluminum — is deposited and diffused, so that an enriched layer is formed by adding an alloying element of aluminum or chromium to the material of the main body or coating layer.
Сверление поперечных каналов в основном теле производят предпочтительно лазерным способом сверления, электрохимическим способом зенкования (ECM) или способом электроискровой эрозии (EDM). The drilling of the transverse channels in the main body is preferably carried out using a laser drilling method, an electrochemical countersinking method (ECM) or an electrospark erosion method (EDM).
Если в рамках способа должен наноситься теплоизоляционный слой, то это предпочтительно производят способом плазменного напыления в атмосфере (APS) или способом физического напыления (PVD). Способ плазменного напыления при этом особенно выгодным с точки зрения расходов образом дает в основном неструктурированный керамический теплоизоляционный слой, в то время как способ осаждения из паровой фазы, который как правило дороже, чем способ напыления, может давать керамический теплоизоляционный слой, который состоит из отдельных, выращенных на покровном слое столбчатых кристаллитов. Такой теплоизоляционный слой из столбчатых кристаллитов имеет по сравнению с неструктурированным теплоизоляционным слоем значительные преимущества, за которые, правда, должны платиться значительно более высокие производственные расходы. Выбор между неструктурированным теплоизоляционным слоем и теплоизоляционным слоем из столбчатых кристаллитов должен поэтому решаться отдельно для каждого частного случая. If a heat insulating layer is to be applied as part of the method, this is preferably done by atmospheric plasma spraying (APS) or physical spraying (PVD). The method of plasma spraying in this case is particularly cost-effective in the form of a largely unstructured ceramic thermal insulation layer, while the vapor deposition method, which is usually more expensive than the spraying method, can produce a ceramic thermal insulation layer, which consists of separate grown on a cover layer of columnar crystallites. Such a heat-insulating layer of columnar crystallites has significant advantages in comparison with an unstructured heat-insulating layer, for which, however, significantly higher production costs must be paid. The choice between an unstructured heat-insulating layer and a heat-insulating layer of columnar crystallites should therefore be decided separately for each particular case.
Предусмотренная в рамках каждой формы выполнения способа термообработка служит предпочтительно для диффузионного отжига и/или термического упрочнения снабженного покрытием основного тела. The heat treatment provided for within each embodiment of the method preferably serves for diffusion annealing and / or thermal hardening of the coated main body.
Особенное преимущество изобретения заключается в том, что при нанесении внутреннего покрытия внешняя поверхность не должна закрываться. Кроме того, за счет последовательности при изготовлении и за счет следующих после нанесения покрытия рабочих операций, в частности путем выглаживания, обеспечивается то, что ни между поверхностью детали и покровным слоем, ни на покровном слое не возникают или не остаются фазы с повышенным содержанием материала обогащенного слоя, в частности алюминия. Дело в том, что о таких фазах известно, что они склонны к образованию трещин. Таким образом, образование трещин может в значительной степени избегаться. A particular advantage of the invention is that when applying the inner coating, the outer surface should not be closed. In addition, due to the sequence in the manufacture and due to the following operations after coating, in particular by smoothing, it is ensured that neither the surface with the increased content of enriched material appears or does not remain between the surface of the part and the coating layer, or on the coating layer layer, in particular aluminum. The fact is that such phases are known to be prone to cracking. Thus, cracking can be largely avoided.
Способ согласно изобретению, кроме того, обеспечивает то, что все поперечные каналы охлаждения, то есть все выходные отверстия охлаждающего воздуха снабжаются покрытием. The method according to the invention also ensures that all transverse cooling channels, i.e. all cooling air outlet openings, are coated.
Предпочтительно обогащенный слой наносят способом химического напыления (CDV = Chemical Vapour Deposition), в частности диффузионным процессом. Путем этого выбора способа нанесения для внутреннего покрытия удерживается малым загрязнение наружной поверхности. Так как она состоит из еще шершавого после напыления покровного слоя, который предпочтительно изготовлен по способу напыления в вакууме (VPC = Vacuum Pressure Spraying) или по способу плазменного напыления при низком давлении (LPPS = Low Pressure Plasma Spraying), в последующем процессе выглаживания, который при необходимости может быть абразивным способом (процессом шлифования), достигается безостаточное удаление всех нежелательных остатков. Кроме того, количество термообработок может оставаться относительно малым. Preferably, the enriched layer is applied by chemical spraying (CDV = Chemical Vapor Deposition), in particular by a diffusion process. By this choice of application method for the inner coating, the contamination of the outer surface is kept small. Since it consists of a coating layer that is still rough after spraying, which is preferably made using a vacuum spraying method (VPC = Vacuum Pressure Spraying) or a low pressure plasma spraying method (LPPS = Low Pressure Plasma Spraying), in the subsequent smoothing process, which if necessary, it can be an abrasive method (grinding process), residual removal of all undesirable residues is achieved. In addition, the number of heat treatments may remain relatively small.
Если деталь должна снабжаться теплоизоляционным слоем, то он предпочтительно может наноситься способом физического напыления (PVD = Physical Vapour Deposition). If the part is to be provided with a heat-insulating layer, then it can preferably be applied by the method of physical spraying (PVD = Physical Vapor Deposition).
Описанные выше изделия имеют в качестве компонентов турбины относительно высокий срок службы. The products described above have a relatively high service life as turbine components.
Способ изготовления, исходя из последовательности изготовления, дает преимущество, что поперечные каналы, то есть отверстия для охлаждающего воздуха не закрываются, а только сужаются с хорошей воспроизводимостью. Это может быть показано на конструкции компоненты в масштабе чертежа. The manufacturing method, based on the manufacturing sequence, gives the advantage that the transverse channels, that is, the cooling air openings do not close, but only taper with good reproducibility. This can be shown in the construction of the components on a drawing scale.
Примеры выполнения изобретения поясняются в последующем более подробно с помощью чертежей, на которых показано:
Фиг. 1 - вырез лопатки газовой турбины без внешнего теплоизолирующего слоя;
Фиг. 2 - вырез лопатки газовой турбины с внешним теплоизолирующим слоем;
Фиг. 3 - блок-схема способа для изготовления лопатки газовой турбины согласно фигуре 1; и
Фиг. 4 - блок-схема способа для изготовления лопатки газовой турбины согласно фигуре 2.Examples of the invention are explained in the following in more detail using the drawings, which show:
FIG. 1 - cutout of a gas turbine blade without an external heat-insulating layer;
FIG. 2 - cutout of a gas turbine blade with an external heat-insulating layer;
FIG. 3 is a flowchart of a method for manufacturing a gas turbine blade according to FIG. 1; and
FIG. 4 is a flowchart of a method for manufacturing a gas turbine blade according to FIG. 2.
Согласно фигуры 1 лопатка 2 для газовой турбины содержит металлическое основное тело 4. В случае этого основного тела 4 может идти речь, в частности, о таковом из суперсплава на основе никеля или кобальта. Примерно центрально внутри основного тела 4 находится продольный канал 6. От этого продольного канала 6 ответвляется множество поперечных каналов 8. Продольный канал 6 и поперечные каналы 8, как будет понятно позднее, после снабжения внутренним покрытием служат для пропускания охлаждающей среды A, в частности охлаждающего газа, как воздух. According to figure 1, the
Снаружи на каждой стороне основного тела 4 непосредственно нанесен покровный слой 10. Этот покровный слой 10 состоит из сплава MCrAlY. Он имеет предпочтительно толщину от 180 мкм до 300 мкм. Выпускные отверстия 14 при этом оставлены свободными. Покровный слой 10 предпочтительно нанесен способом плазменного напыления при низком давлении или способом плазменного напыления в вакууме. Он выполняет функцию (внешнего) защитного слоя. Outside, on each side of the main body 4, a
Для внутреннего покрытия предусмотрен обогащенный слой 12. Он покрывает только стенки продольного канала 6 и стенки поперечных каналов 8. Кроме того, он находится также во внешней области поперечных каналов 8 с оставлением свободными выходных отверстий 14 и покрывает при этом сбоку небольшую часть покровного слоя 10. Эта часть покрытия обозначена позицией 16. Обогащенный слой 12 имеет предпочтительно толщину от 30 мкм до 100 мкм. Он нанесен предпочтительно диффузионным способом, причем хром и/или алюминий осаждают из паровой фазы и вводят диффузией. An enriched
Можно видеть, что лопатка 2 имеет таким образом снабженный покрытием продольный канал охлаждения 6а и множество ответвляющихся от него снабженных покрытием поперечных каналов охлаждения 8а для прохождения через них охлаждающей среды A. It can be seen that the
Лопатка 2 с фигуры 2 в основном соответствует таковой с фигуры 1. Однако здесь снаружи, то есть на покровном слое 10, еще предусмотрен керамический теплоизоляционный слой 20. Покровный слой 10, который предпочтительно опять-таки выполнен из сплава MCrAlY, имеет здесь функцию адгезионного слоя. Теплоизоляционный слой 20 имеет толщину от 100 мкм до 500 мкм, предпочтительно толщину от 200 мкм до 300 мкм. Он может состоять из обычных известных материалов. Достойно упоминания лишь то, что теплоизоляционный слой 20 покрывает снаружи покровный слой 10 и во внешней области поперечных каналов 8 с оставлением свободными выпускных отверстий 14 также небольшую часть или область перекрытия 22 обогащенного слоя 12. Теплоизоляционный слой 20 может быть изготовлен способом плазменного напыления при атмосферном давлении (APS = Atmospheric Plasma Spraying) или способом физического напыления (PVD = Physical Vapour Deposition). The
На фигуре 3 показан принципиальный путь для изготовления лопатки 2 согласно фигуре 1. Согласно фигуре 3 вначале в первой операции 30 производят литье, то есть изготовление сформованного основного тела 4, включая продольный канал 6. Могут быть также предусмотрены несколько продольных каналов 6. Во второй операции 32 производят механическую обработку. При этом производят фрезерование хвостовика лопатки, фрезерование уплотнительных поверхностей лопатки 4 и/или другую операцию обработки так, что получается заготовка. В последующей операции 34 производят нанесение покровного слоя 10 на основное тело 4. Этот покровный слой 10 может состоять, в частности, из сплава MCrAlY. Нанесение производят посредством способа плазменного напыления при низком давлении или в вакууме (LPPS = Low Pressure Plasma Spraying или VPS = Vacuum Plasma Spraying). При этом заготовку при необходимости подвергают связывающей термообработке. Покровный слой 10 служит при работе лопатки 2 в качестве защитного слоя. Figure 3 shows a principle path for manufacturing a
В последующую операцию 36 производят сверление поперечных каналов 8. При этом можно пользоваться различными технологиями. Если речь идет о каналах 8 круглого поперечного сечения, в также о подводах к сформированным выходным отверстиям, то можно использовать лазерную обработку. Если же в противоположность этому речь идет об отверстиях для пленочного охлаждения, например, трапециевидной или другой формы поперечного сечения, то можно использовать электрохимический способ зенкования (EMC = Elektro Chemical Milling) или способ электроразрядного зенкования (EDM = Electrical Discharge Milling). In the
После этого следует операция 38, а именно нанесение внутреннего покрытия. Здесь речь идет о нанесении обогащенного слоя 12. Это нанесение может производиться, например, с помощью реакционного газа за счет диффузионного процесса (CVD = Chemical Vapour Deposition) или способом укладки порошка с последующим диффузионным процессом. Вначале уже было указано на то, что такие способы являются сами по себе известными. This is followed by
Итак, после того как основное тело 4 получило свое внешнее металлическое покрытие 10, 12, его подводят в операции 40 к термообработке. Эта операция 40 требуется, чтобы материал основного тела 4 получил свои оптимальные характеристики материала. В этой операции 40 речь идет, в частности, о диффузионном отжиге и последующем упрочнении. В последующей операции 42 устраняют шероховатость изготовленной теперь лопатки 4. Это происходит за счет механического процесса выглаживания. При этом удаляются также остатки на поверхности покровного слоя 10, за счет чего избегается, например, появление трещин за счет хрупких, богатых алюминием фаз. So, after the main body 4 has received its
На фигуре 4 операции 30-38 соответствуют операциям 30-38 на фигуре 3. Поэтому от повторного описания их отказываются. In figure 4, operations 30-38 correspond to operations 30-38 in figure 3. Therefore, they are refused a second description.
К операции 38 на фигуре 4 примыкает операция 44 механического выглаживания. При этом поверхность подготавливают для последующего нанесения теплоизоляционного слоя 20 в операции 46. The
В операции 46 происходит нанесение теплоизоляционного слоя 20, а именно путем осаждения из паровой фазы. При этом является предпочтительным процесс электронно-лучевого напыления (EB-PVD = Electron Beam Physical Vapour Deposition). В то время как при изготовлении согласно фигуре 3 лопатка 2 имеет снаружи металлическую поверхность, лопатка 2 согласно фигуре 4 теперь имеет снаружи керамическую поверхность. In
К операции 46 примыкает операция 48 для термообработки (соответствует операции 40 с фигуры 3). Также здесь речь идет о диффузионном отжиге и термическом упрочнении основного материала лопатки 2. После этой операции 48 в распоряжении имеется для использования лопатка 2 согласно фигуре 2.
Claims (19)
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19527149 | 1995-07-25 | ||
DE19527149.1 | 1995-07-25 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU98103268A RU98103268A (en) | 2000-02-20 |
RU2168558C2 true RU2168558C2 (en) | 2001-06-10 |
Family
ID=7767740
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU98103268/02A RU2168558C2 (en) | 1995-07-25 | 1996-07-05 | Article with metal main body and process of its manufacture |
Country Status (8)
Country | Link |
---|---|
US (2) | US5967755A (en) |
EP (1) | EP0840809B1 (en) |
JP (1) | JP3571052B2 (en) |
DE (1) | DE59601728D1 (en) |
ES (1) | ES2132927T3 (en) |
IN (1) | IN187769B (en) |
RU (1) | RU2168558C2 (en) |
WO (1) | WO1997005299A1 (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2520237C2 (en) * | 2012-02-28 | 2014-06-20 | Публичное акционерное общество " ФЭД" | Application of two-component chromium-aluminium coating on gas turbine cooled blade inner cavities and device to this end |
RU2680169C1 (en) * | 2015-04-01 | 2019-02-18 | Сименс Акциенгезелльшафт | Double alloy blade |
Families Citing this family (17)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2991991B2 (en) * | 1997-03-24 | 1999-12-20 | トーカロ株式会社 | Thermal spray coating for high temperature environment and method of manufacturing the same |
DE19737845C2 (en) * | 1997-08-29 | 1999-12-02 | Siemens Ag | Method for producing a gas turbine blade, and gas turbine blade produced using the method |
DE59802893D1 (en) * | 1998-03-23 | 2002-03-14 | Alstom | Non-circular cooling hole and method of manufacturing the same |
WO2000017417A1 (en) | 1998-09-21 | 2000-03-30 | Siemens Aktiengesellschaft | Method for processing the interior of a hollow part |
US6283714B1 (en) * | 1999-08-11 | 2001-09-04 | General Electric Company | Protection of internal and external surfaces of gas turbine airfoils |
US6296447B1 (en) * | 1999-08-11 | 2001-10-02 | General Electric Company | Gas turbine component having location-dependent protective coatings thereon |
US6332926B1 (en) * | 1999-08-11 | 2001-12-25 | General Electric Company | Apparatus and method for selectively coating internal and external surfaces of an airfoil |
US6670046B1 (en) * | 2000-08-31 | 2003-12-30 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Thermal barrier coating system for turbine components |
US6375425B1 (en) | 2000-11-06 | 2002-04-23 | General Electric Company | Transpiration cooling in thermal barrier coating |
DE102005060243A1 (en) | 2005-12-14 | 2007-06-21 | Man Turbo Ag | Process for coating hollow internally cooled gas turbine blades with adhesive-, zirconium oxide ceramic- and Cr diffusion layers useful in gas turbine engine technology has adhesive layer applied by plasma or high rate spraying method |
US8257600B2 (en) * | 2010-03-01 | 2012-09-04 | United Technologies Corporation | Printed masking process |
US20120148769A1 (en) * | 2010-12-13 | 2012-06-14 | General Electric Company | Method of fabricating a component using a two-layer structural coating |
US20120243995A1 (en) * | 2011-03-21 | 2012-09-27 | General Electric Company | Components with cooling channels formed in coating and methods of manufacture |
DE102011103731A1 (en) * | 2011-05-31 | 2012-12-06 | Man Diesel & Turbo Se | Method for applying a protective layer, with a protective layer coated component and gas turbine with such a component |
US20130101761A1 (en) * | 2011-10-21 | 2013-04-25 | General Electric Company | Components with laser cladding and methods of manufacture |
US10472972B2 (en) * | 2015-12-01 | 2019-11-12 | General Electric Company | Thermal management of CMC articles having film holes |
US11821337B1 (en) * | 2022-08-05 | 2023-11-21 | Rtx Corporation | Internal aluminide coating for vanes and blades and method of manufacture |
Family Cites Families (24)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4208453A (en) * | 1969-06-30 | 1980-06-17 | Alloy Surfaces Company, Inc. | Modified diffusion coating of the interior of a steam boiler tube |
US3849865A (en) * | 1972-10-16 | 1974-11-26 | Nasa | Method of protecting the surface of a substrate |
US4031274A (en) * | 1975-10-14 | 1977-06-21 | General Electric Company | Method for coating cavities with metal |
US4132816A (en) * | 1976-02-25 | 1979-01-02 | United Technologies Corporation | Gas phase deposition of aluminum using a complex aluminum halide of an alkali metal or an alkaline earth metal as an activator |
US4218007A (en) * | 1979-02-22 | 1980-08-19 | General Electric Company | Method of diffusion bonding duplex sheet cladding to superalloy substrates |
US4405660A (en) * | 1980-01-07 | 1983-09-20 | United Technologies Corporation | Method for producing metallic articles having durable ceramic thermal barrier coatings |
US4526814A (en) * | 1982-11-19 | 1985-07-02 | Turbine Components Corporation | Methods of forming a protective diffusion layer on nickel, cobalt, and iron base alloys |
US4576874A (en) * | 1984-10-03 | 1986-03-18 | Westinghouse Electric Corp. | Spalling and corrosion resistant ceramic coating for land and marine combustion turbines |
US4743462A (en) * | 1986-07-14 | 1988-05-10 | United Technologies Corporation | Method for preventing closure of cooling holes in hollow, air cooled turbine engine components during application of a plasma spray coating |
EP0397731B1 (en) * | 1988-02-05 | 1993-04-14 | Siemens Aktiengesellschaft | Metallic object, in particular gas turbine blade with protective coating |
US4880614A (en) * | 1988-11-03 | 1989-11-14 | Allied-Signal Inc. | Ceramic thermal barrier coating with alumina interlayer |
DE3907625C1 (en) * | 1989-03-09 | 1990-02-15 | Mtu Muenchen Gmbh | |
DE3926479A1 (en) * | 1989-08-10 | 1991-02-14 | Siemens Ag | RHENIUM-PROTECTIVE COATING, WITH GREAT CORROSION AND / OR OXIDATION RESISTANCE |
EP0486489B1 (en) * | 1989-08-10 | 1994-11-02 | Siemens Aktiengesellschaft | High-temperature-resistant, corrosion-resistant coating, in particular for components of gas turbines |
US5238752A (en) * | 1990-05-07 | 1993-08-24 | General Electric Company | Thermal barrier coating system with intermetallic overlay bond coat |
US5197852A (en) * | 1990-05-31 | 1993-03-30 | General Electric Company | Nozzle band overhang cooling |
US5180285A (en) * | 1991-01-07 | 1993-01-19 | Westinghouse Electric Corp. | Corrosion resistant magnesium titanate coatings for gas turbines |
DE4103994A1 (en) * | 1991-02-11 | 1992-08-13 | Inst Elektroswarki Patona | PROTECTIVE COVER OF THE METAL-CERAMIC TYPE FOR ITEMS OF HEAT-RESISTANT ALLOYS |
DE4119967C1 (en) * | 1991-06-18 | 1992-09-17 | Mtu Muenchen Gmbh | |
US5236745A (en) * | 1991-09-13 | 1993-08-17 | General Electric Company | Method for increasing the cyclic spallation life of a thermal barrier coating |
EP0572150A3 (en) * | 1992-05-26 | 1993-12-29 | General Electric Company | Chemical vapour-deposition of aluminide coatings |
DE4226272C1 (en) * | 1992-08-08 | 1994-02-10 | Mtu Muenchen Gmbh | Process for treating MCrAlZ layers and components produced using the process |
GB9218858D0 (en) * | 1992-09-05 | 1992-10-21 | Rolls Royce Plc | High temperature corrosion resistant composite coatings |
DE4310896C1 (en) * | 1993-04-02 | 1994-03-24 | Thyssen Industrie | Mfr. process for wear resistant edges on turbine blades, pref. steam turbine blades of chrome steels and/or titanium@ base alloys - by application of a powder layer by plasma spraying or encapsulation, followed by hot isostatic pressing |
-
1996
- 1996-07-05 WO PCT/DE1996/001207 patent/WO1997005299A1/en active IP Right Grant
- 1996-07-05 DE DE59601728T patent/DE59601728D1/en not_active Expired - Lifetime
- 1996-07-05 ES ES96922744T patent/ES2132927T3/en not_active Expired - Lifetime
- 1996-07-05 EP EP96922744A patent/EP0840809B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1996-07-05 JP JP50707597A patent/JP3571052B2/en not_active Expired - Lifetime
- 1996-07-05 RU RU98103268/02A patent/RU2168558C2/en not_active IP Right Cessation
- 1996-07-22 IN IN1326CA1996 patent/IN187769B/en unknown
-
1998
- 1998-01-26 US US09/013,294 patent/US5967755A/en not_active Expired - Lifetime
-
1999
- 1999-04-29 US US09/301,969 patent/US6156133A/en not_active Expired - Lifetime
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
J.E.Restall et al. A Process for Protecting Gas Turbine Blade Cooling Passages Against Degradation, Superalloys, 1980, p. 405-410. R.S.Parzuchowski. Gas Phase Deposition of Aluminium on Nickel Alloys, Thin Solid Films US, 1977, p. 349-355. * |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2520237C2 (en) * | 2012-02-28 | 2014-06-20 | Публичное акционерное общество " ФЭД" | Application of two-component chromium-aluminium coating on gas turbine cooled blade inner cavities and device to this end |
RU2680169C1 (en) * | 2015-04-01 | 2019-02-18 | Сименс Акциенгезелльшафт | Double alloy blade |
US10513782B2 (en) | 2015-04-01 | 2019-12-24 | Siemens Aktiengesellschaft | Dual alloy blade |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE59601728D1 (en) | 1999-05-27 |
US6156133A (en) | 2000-12-05 |
WO1997005299A1 (en) | 1997-02-13 |
JP3571052B2 (en) | 2004-09-29 |
ES2132927T3 (en) | 1999-08-16 |
EP0840809A1 (en) | 1998-05-13 |
US5967755A (en) | 1999-10-19 |
JPH11509893A (en) | 1999-08-31 |
IN187769B (en) | 2002-06-22 |
EP0840809B1 (en) | 1999-04-21 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2168558C2 (en) | Article with metal main body and process of its manufacture | |
CA2517298C (en) | Process for applying a protective layer | |
EP1254967B1 (en) | Improved plasma sprayed thermal bond coat system | |
US6096381A (en) | Process for densifying and promoting inter-particle bonding of a bond coat for a thermal barrier coating | |
US6440496B1 (en) | Method of forming a diffusion aluminide coating | |
EP1335040B1 (en) | Method of forming a coating resistant to deposits | |
US6255001B1 (en) | Bond coat for a thermal barrier coating system and method therefor | |
US5514482A (en) | Thermal barrier coating system for superalloy components | |
EP0987347B1 (en) | Thermal barrier coating system and method therefor | |
US5780110A (en) | Method for manufacturing thermal barrier coated articles | |
US5562998A (en) | Durable thermal barrier coating | |
US9511436B2 (en) | Composite composition for turbine blade tips, related articles, and methods | |
US20070264126A1 (en) | Method of Protecting a Component Against Hot Corrosion | |
US7306859B2 (en) | Thermal barrier coating system and process therefor | |
US20090252985A1 (en) | Thermal barrier coating system and coating methods for gas turbine engine shroud | |
CZ300909B6 (en) | Multilayer bond coat for a coating system of thermal protective barrier and process for making the same | |
JPH11124691A (en) | Gradient bonding coat for thermal barrier coating | |
JPH10507230A (en) | Protective layer for protecting members against corrosion, oxidation and thermal overload, and method of manufacturing the same | |
CA2633206A1 (en) | Method for coating a blade and blade of a gas turbine | |
CA2629066A1 (en) | Heat-insulating protective layer for a component located within the hot gas zone of a gas turbine | |
EP1391533B1 (en) | Method for protecting articles, and related compositions | |
GB2285632A (en) | Thermal barrier coating system for superalloy components | |
US20030054191A1 (en) | Diffusion aluminide coated metallic substrate including a thin diffusion portion of controlled thickness | |
US20070207339A1 (en) | Bond coat process for thermal barrier coating | |
US6242109B1 (en) | High-temperature-resistant component and method of providing protection thereof against oxidation |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20040706 |